CN1105827C - 移出式超扇发动机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及的是一种民用航空喷气发动机，具体是移出式超扇发动机，由进气道、高压压气机、低压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮和尾喷管构成主机的现有技术结构，本发明的特征是将原大风扇从主机内移出后由多个小风扇代替，每个小风扇由辅涡轮驱动，在低压涡轮处设置有驱动辅涡轮的燃气分流装置。本发明由于设置有分流装置，将风扇移出，去掉了减速器，从而妥善地解决了现有ADP的四个关键问题。

Description

移出式超扇发动机

技术领域

本发明涉及一种民用航空喷气发动机，具体是移出式超扇发动机。

背景技术

民用航空喷气发动机自问世以来已经历了三代，目前正在研制***。***为超高涵道比涡轮风扇发动机，可分为两大类，一类是浆扇发动机，涵道比为30-50；另一类为超扇发动机，涵道比是10-20。桨扇发动机最为世界瞩目，但是由于噪音与安装问题未解决，现已停止研制。超扇发动机中以美国普惠(Pratt&whitney)公司研制的ADP(Advanced ducted Prop)进展较快，其性能：降低油耗，增加推力，降低噪音与排气污染已经证实。但是ADP还有以下四个技术关键没有解决。

1、减速器问题：由于ADP的风扇直径很大，风扇必须由低压涡轮通过减速器传动，否则风扇与低压涡轮不可能同时达到各自的最佳转速。但是轻重量、大功率减速器的可靠性问题尚未解决，这是ADP投入生产的首要关键。

2、重量问题：颤振是风扇叶片工作中的主要问题。解决颤振的最佳方案是采用宽弦叶片。但是宽弦叶片重量大，而且随风扇直径增加迅速增大，为了包容风扇叶片，短舱壁厚也随风扇直径迅速增加。因此，涵道比越高，短舱越重。低压涡轮级数随涵道比增加而增加。再加上减速器，ADP发动机低压部分(风扇、短舱、减速器、低压涡轮)重量随涵道比迅速增加，以至达到整个动力装置重量的2/3，因此大大抵消了涵道比高的优势。

3、安装损失问题：短舱直径随风扇直径增加，安装损失相应增大，这又进一步抵消涵道比高的优势。

4、变距机构：ADP的涵道比高是依靠风扇增压比低实现的。地面起飞时，由于风扇增压比低，外涵喷管的膨胀比也低，喷管出口气流断面收缩很厉害。高空巡航时，由于速度冲压，风扇外涵膨胀比提高很多，外涵喷管出口气流收缩大大减小，因此风扇必须采用变距机构调节空气流量。ADP的风扇叶片质量大，大叶片的变距机构是否有效与可靠就成为第四个技术关键。为了减轻发动机重量，ADP利用反浆取代反推力装置，因此变距机构的可靠性更加重要。

以上四个技术关键突破之前，ADP是很难投入实际使用的。

发明内容

本发明的目的就是针对ADP的技术关键提出了一种新型超扇发动机-移出式超扇发动机，它取消了ADP的大风扇及传动风扇用的减速器，设置燃气分流装置来驱动捆绑在主机上的辅涡扇，从面妥善地解决了ADP的四个关键技术问题。

本发明的技术方案是：由进气道、高压压气机、低压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮和尾喷管构成主机的现有技术结构，本发明是将原大风扇从主机内移出后代之以一级低压压气机，并由多个小风扇代替原大风扇，每个小风扇由辅涡轮驱动构成辅涡扇，它位于短舱内并捆绑在主机周围，在低压涡轮处设置有驱动辅涡轮的燃气分流装置。

本发明的燃气分流装置是由分流器、汇流器和分流管构成，分流器为薄壁盒式结构，其通道分为两部分，一部分连接在汇流器上，汇流器与分流管相连，分流管与辅涡扇的进气蜗壳连接，分流器的另一部分通向主机的低压涡轮的后面部分。

在上述技术方案中，本发明取消了ADP的大风扇及传动风扇用的减速器，在低压涡轮处设置燃气分流装置，通过该分流器放出大部分燃气，用来驱动多个辅涡轮，每个辅涡轮驱动一个小风扇构成了多个“辅涡扇”，“辅涡扇”捆绑在主机上。发动机推力主要由风扇产生。ADP的大风扇被取消以后，代之以一级低压压气机，其压比与大风扇的压比相同，置于发动机最前面，该级压气机保留变距机构。由于增加了一级低压压气机取代风扇，因此，发动机的总压比不变。

上述结构使本发明具有以下特点：

1、由于减速器被取消，与它有关的一切问题彻底解决；

2、ADP的大风扇由多个小风扇取代，ADP的大低压涡轮变为多个小涡轮。假设大小风扇及大小涡轮都几何相似，由3/2次方定律可知，风扇与涡轮的重量均将大幅度下降。设小风扇有16个，每个小风扇的流量为ADP大风扇外涵流量的1/16，而重量仅为(1/16)^3/2＝1.56％，所有小风扇重量之和为大风扇外涵部分的1/4。低压涡轮与此类似。

由于小风扇叶片质量仅为ADP大风扇叶片质量的数十分之一，为了包容风扇叶片所需短舱壁厚大大下降，短舱重量因此也大大下降。

综上所述，由于取消了减速器，风扇、短舱与低压涡轮的重量又减少了3/4，虽然增加了燃气分流***，本发明仍然比ADP轻得多。

3、本发明的迎风面积小于ADP的迎风面积。由于本发明的短舱壁比ADP的薄很多，同时辅涡扇短舱长度仅为ADP的1/3，因此，本发明的安装损失小于ADP的安装损失。

4、本发明的风扇叶片很轻，变距机构相应轻巧，而且在多个风扇中，一、两个变距机构失效，其危害性比ADP的变距机构失效要小得多。

5、本发明具有两个突出的优点，(1)由于低压部件(风扇、短舱、低压涡轮)小型化，发动机很轻，推重比在7以上，大大超过一般不加力涡轮风扇发动机水平，接近加力涡轮风扇发动机水平；(2)由于整机没有大质量的旋转零件，发动机的安全性大大改善。

6、低压转子转动惯量减小，加速性改善。

综上所述，本发明通过燃气分流、移出式超扇解决了ADP的全部技术关键，为超高涵道比发动机的实际应用开辟了光明的前景。其效益为：1、耗油率比普通涡扇下降(5-7)％；2、推力增加(25-30)％；3、发动机噪音下降(5-10)分贝；4、排气污染减少15％；5、发动机推重比大于7。

附图说明

图1表示本发明的结构示意图；

图2表示图1的左视图；

图3表示燃气分流装置的结构示意图；

图4表示分流器的立体结构图；

图5表示汇流器的立体结构图。

具体实施方式

参见图1、图2，本发明由主机1包括进气道2、燃烧室3、高压压气机5、低压压气机4、高压涡轮7、低压涡轮6和尾喷管13及辅涡扇12两大部分组成，本发明在低压涡轮6第一或第二级之后设置有燃气分流装置8，图1中是在第二、三级之间设置燃气分流装置，并在主机1周围共设置有16个与燃气分流装置8联接的辅涡轮10、每个辅涡轮10用来驱动一个小风扇9，构成辅涡扇12位于短舱11内并捆绑在主机1的周围。本发明的燃气分流装置8的结构如图3所示，是由分流器81、汇流器82和分流管(即扩压管)83构成，分流器81为薄壁盒式结构，重量轻，刚度好，如图4所示，其通道分为两部分，一部分即由图中上面三个通道构成，通过固定座圈84用精密螺栓与螺钉连接在汇流器82上，汇流器82的结构如图5所示，每三个分流器81与一个汇流器82相连，汇流器82再与分流管即扩压管83相连，扩压管83与辅涡扇12的进气蜗壳相连，如图3所示，分流器81通道的另一部分即图4所示的最下面的通道通向主机1的低压涡轮6的后面部分，如图3所示。

其工作原理是：新鲜空气由进气道2吸入低压压气机4，低压压气机4对空气进行压缩，温度提高到290℃左右，压力提高到7公斤/厘米²左右，然后进入高压压气机继续进行压缩，温度提高到600℃左右，压力提高了30kg/cm²左右，然后进入燃烧室3，航空煤油由喷咀喷入高温高压的空气中点着燃烧，将温度提高到1326℃左右，压力稍有降低(因为有流动损失)，高压高温的燃气吹动高压涡轮7旋转，推动涡轮作功，高压涡轮7再驱动高压压气机5旋转，燃气在高压涡轮7中膨胀，压力、温度均下降，然后再进入低压涡轮6，吹动低压涡轮6旋转，低压涡轮6则驱动低压压气机4旋转。燃气在低压涡轮6处经燃气分流装置8放出大部分燃气，即燃气经分流器81，汇流器82和分流管83驱动辅涡轮10从而使小风扇9旋转对空气增压，增压后的空气由喷管喷出，高速喷出的空气对发动机产生反作用力-推力。大部分燃气由分流装置8放出以后，大约剩余8-10％的燃气进入低压涡轮6的后面部分，然后经由尾喷管排入大气。辅涡轮的后面也有一个小的尾喷管。

Claims (2)

1、一种移出式超扇发动机，是由进气道、高压压气机、低压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮和尾喷管构成了现有主机技术结构，其特征是将原大风扇从上机(1)内移出后代之以一级低压压气机(4)，并由多个小风扇(9)代替原大风扇，每个小风扇(9)由辅涡轮(10)驱动构成辅涡扇(12)位于短舱(11)内并捆绑在主机(1)周围，在低压涡轮(6)处设置有驱动辅涡轮的燃气分流装置(8)。

2、根据权利要求1所述的移出式超扇发动机，其特征是燃气分流装置(8)是由分流器(81)、汇流器(82)和分流管(83)构成，分流器(81)为薄壁盒式结构，其通道分为两部分，一部分连接在汇流器(82)上，汇流器(82)与分流管(83)相连，分流管(83)与辅涡扇(12)的进气蜗壳连接，分流器(81)的另一部分通向主机(1)的低压涡轮(6)的后面部分。